簡介
亞聲速進氣道是指：用於亞聲速飛機或飛行馬赫數小於1.6到1.7的低超聲速飛機上，噴氣由飛機上的進口（或發動機短艙進口）至發動機進口所經過的一段管道。燃氣渦輪發動機的進氣道用於從外界吸入空氣，將空氣供給發動機並在較高的飛行馬赫數下利用氣流速度減速增壓。
基本要求
對進氣道的基本要求是：進氣道必須以儘可能小的總壓損失完成從局速的自由流至發動機進口所要求的減速增壓任務；在所有飛行條件和發動機工作狀態下，進氣道的增壓過程應避免過大的空間和時問上的氣流不均勻性以減少風扇或壓氣機喘振和葉片振動的危險；進氣道的外陽力應儘可能小。
亞聲速進氣道在非設計狀態的工件
在非設計狀態下，亞聲速進氣道進口前的流動狀態主要由兩個因素決定： 一是飛行速度；二是發動機的工作狀態，通常可以用發動機轉速代表。飛行速度和發動機的工作狀態決定了發動機所面要的空氣品質流量，亦即決定了進氣道進的氣流速度。在一定的飛行馬赫數下，發動機轉速越大，所需要的空氣品質流量越大，氣流也越大；轉速越小，需要的空氣品質流量越小，氣流也越小。由於發動機所需要的空氣品質流量不同，使得亞聲速進氣道前方氣流的流動具有不同的流態。
亞聲速進氣道的阻力
在巡航飛行狀態下，亞聲速進氣道一般具有高的總壓恢復係數和滿意的出口流場的均勻性，十年耍的問題是進氣道的阻力比較大。
1.黏性的影響
實際氣流總有薪性，新性附加層的存在，改變 了無奈占流的邊界 ，因此理想的前 緣吸力 叫能實現的 ，實際的進氣道 J認 存在著阻力。
2.進氣道外旱的 “超臨界” 設計
在可能的情況下，如果能保證在所有的飛行馬赫數範圍內，外罩上的氣流速度不超過聲速，即亞臨界設計，當然是最理想的。但對於芮涵道比的渦刷發動機，如果進氣道設計點的飛行 馬赫數是高亞聲速的，外罩上不可避免地會出現超聲速性和局部撤波。氣流經過激波變為亞聲速，通過激波的動量損失使外表面上的壓力分布改變，這時前緣吸力將小於附加阻力，剩餘的阻力有時稱為“被阻”。進氣道外表由開始出現局部超聲速區的飛行馬赫數稱為進氣道的臨界馬赫數。如果飛行馬赫數大於臨界馬赫數，由於激波－附而層干涉引起的氣流分離使阻力迅速增加，這就是“跨聲速阻力急升”。為了減小波阻，避免阻力急升，進氣道外罩應採用“超臨界” 設計，其任務是以適當的外表面形狀減小附面層的增厚，提高跨聲速阻力急升的馬赫數，使其大於進氣道工作的最大馬赫數。一般情況下波阻大約為進氣道總阻力的 10%是可以接受的。
在起飛和低速飛行條件下，進氣道的阻力不大，主要的問題是總壓恢復係數和出口氣流的均勻性。起飛狀態的流量係數趨於無窮大，靠近外罩前緣的氣流繞過曲率較大的前緣時急劇加速井叫能達到超聲速，而進口之內的氣流減速增壓使附面層加厚，可能引起擴張段氣流分離。這些都使氣流的總壓損失增加和出口流場的均勻性惡化。如果採用較鈍（曲率小）的前緣，可以減小前緣處的氣流速度和進口內的反壓梯度，緩和氣流的分離，但進氣道的臨界馬赫數減小，這就限制了巡航速度。為了解決這個問題，有的進氣道設有輔助進氣門，當低速飛行時，進氣道內部靜壓小於外表面靜壓，輔助進氣門自動打開，部分外流流入進氣道；飛行速度較高時，輔助進氣門自動關閉。
